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1. 发明申请

WO2019058394A1 A JET IMPINGEMENT COOLING SYSTEM WITH IMPROVED SHOWERHEAD ARRANGEMENT FOR GAS TURBINE BLADES 审中-公开
公开(公告)号：WO2019058394A1
公开(公告)日：2019-03-28
申请号：PCT/IN2018/050615
申请日：2018-09-21
申请人： INDIAN INSTITUTE OF TECHNOLOGY MADRAS (IIT MADRAS), AN INDIAN DEEMED UNIVERSITY
发明人： SINGH, Alankrita , BHAMIDI VENKATA SATYA SURYA SUBRAHMANYA, Prasad
IPC分类号： F01D5/18
CPC分类号： F01D5/188 , F05D2240/121 , F05D2240/303 , F05D2250/231 , F05D2260/201 , F05D2260/2212 , F05D2260/22141
摘要： An improved showerhead arrangement for gas turbine blades using jet impingement cooling system is disclosed. The arrangement includes impingement inserts (1) which are structurally supported and has number of holes (8) /impingement tubes (9) attached for cooling of the leading edge (2) as shown in FIG. 1 to 3. Cooled air from a chamber (3) passes through the hole (8) /impingement tubes (7) for cooling the leading surface and the hot gases pass through the trailing edge (10). Chamfer is made at exit of the holes (8) /impingement tube (7) facing leading edge. The chamfer ranges from one end of holes (8) /impingement tubes (7) to the other without affecting neighbouring branch. The present showerhead configuration gives significant enhancement in heat transfer and also ensures uniformity and extension in cooling coverage. 3-D hemispherical protrusions (6) are disposed at the inner wall of leading edge (2b) for enhancement of heat transfer.

2. 发明申请

WO2019040316A1 TURBINE BLADE WITH LEADING EDGE SHOWERHEAD HOLE ARRANGEMENT 审中-公开
公开(公告)号：WO2019040316A1
公开(公告)日：2019-02-28
申请号：PCT/US2018/046617
申请日：2018-08-14
申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT , SIEMENS ENERGY, INC.
发明人： LEE, Ching-Pang , WAYWOOD, Anthony
IPC分类号： F01D5/18
CPC分类号： F01D5/186 , F05D2230/21 , F05D2240/121 , F05D2240/303
摘要： A blade (10) and vane for a turbine engine comprisingan internal cooling system including an impingement cavity (38) positioned along the leading edge (22) of the blade or vane; and a showerhead arrangement including a first row (44) of film cooling holes positioned adjacent to a stagnation line (48) of the leading edge (22) and a second row (46) of film cooling holes (42) positioned adjacent to the stagnation line (48) of the leading edge (22) opposite from the first row (44) of film cooling holes (42). Each film cooling hole (42) has an inlet on one of the pressure side (26) and suction side (28) of the impingement cavity (38) along the interior surface (16) of the interior (20) of the airfoil (12) and an exit (52) on the opposite side of the exterior surface (14) of the leading edge (22) adjacent to the stagnation line (48) along the leading edge (22), wherein the stagnation line (48) runs along a centerline of the leading edge (22) in the radial direction. The first row (44) of film cooling holes and the second row (46) of film cooling holes are in a staggered alignment along the radial direction. The first row (44) of film cooling holes and the second row (46) of film cooling holes overlap as the film cooling holes extend into the interior (20) of the airfoil (12) along the interior surface (16).

3. 发明申请

WO2017036470A1 LÜFTERRAD, LÜFTER UND SYSTEM MIT MINDESTENS EINEM LÜFTER 审中-公开
标题翻译：风扇，风扇及系统与至少一个FAN
公开(公告)号：WO2017036470A1
公开(公告)日：2017-03-09
申请号：PCT/DE2016/200358
申请日：2016-08-04
申请人： ZIEHL-ABEGG SE
发明人： LOERCHER, Frieder , HOFMANN, Georg , HUB, Sandra
IPC分类号： F04D29/38 , F04D29/30 , F04D29/66
CPC分类号： F04D29/384 , F04D29/30 , F04D29/324 , F04D29/663 , F05D2240/121 , F05D2240/122 , F05D2240/303 , F05D2240/304 , F05D2250/184 , F05D2250/611
摘要： Ein Lüfterrad für einen Lüfter ist mit mindestens zwei wellig ausgeführten Lüfterflügeln ausgestattet. Ein Lüfter hat mindestens ein solches Lüfterrad. Ein System hat mindestens einen Lüfter mit einem solchen Lüfterrad.
摘要翻译：用于风扇的叶轮装有至少两个波状执行的风扇叶片。风扇具有至少一个这样的风扇。一种系统具有具有这样的叶轮的至少一个风扇。

4. 发明申请

WO2016153816A1 CAST NOZZLE WITH SPLIT AIRFOIL 审中-公开
标题翻译： CAST喷嘴与分体飞机
公开(公告)号：WO2016153816A1
公开(公告)日：2016-09-29
申请号：PCT/US2016/021942
申请日：2016-03-11
申请人： SOLAR TURBINES INCORPORATED
发明人： KIM, Yong Weon , PRINS, Garrett P.
IPC分类号： F01D5/18 , F01D5/14
CPC分类号： F01D9/065 , F01D5/189 , F05D2230/21 , F05D2240/121
摘要： A nozzle segment (451) for a turbine nozzle (450) of a gas turbine engine (100) is disclosed. The nozzle segment (451) includes an upper endwall (453), a lower endwall (463) spaced apart from the upper endwall (453), a pressure portion (470), and a suction portion (480). The pressure portion (470) extends between the upper endwall (453) and the lower endwall (463) adjacent a first side (460) of the nozzle segment (451). The suction portion (480) is spaced apart from the pressure portion (470) and extends between the upper endwall (453) and the lower endwall (463) adjacent a second side (461) of the nozzle segment (451). The second side (461) is opposite the first side (460).
摘要翻译：公开了一种用于燃气涡轮发动机（100）的涡轮喷嘴（450）的喷嘴段（451）。喷嘴段（451）包括上端壁（453），与上端壁（453）间隔开的下端壁（463），压力部分（470）和抽吸部分（480）。压力部分（470）在与喷嘴段（451）的第一侧（460）相邻的上端壁（453）和下端壁（463）之间延伸。抽吸部分（480）与压力部分（470）间隔开并且在与喷嘴段（451）的第二侧（461）相邻的上端壁（453）和下端壁（463）之间延伸。第二侧（461）与第一侧（460）相对。

5. 发明申请

WO2016015920A1 GAS TURBINE AEROFOIL TRAILING EDGE 审中-公开
标题翻译：燃气涡轮AEROFOIL TRAILING EDGE
公开(公告)号：WO2016015920A1
公开(公告)日：2016-02-04
申请号：PCT/EP2015/063876
申请日：2015-06-19
申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT
发明人： WONG, Li Shing
IPC分类号： F01D5/18
CPC分类号： F01D5/186 , F01D5/187 , F01D9/02 , F01D25/12 , F05D2220/32 , F05D2240/121 , F05D2240/122 , F05D2240/126 , F05D2240/303 , F05D2240/304 , F05D2260/202 , F05D2260/941 , Y02T50/671 , Y02T50/673 , Y02T50/676
摘要： A turbine aerofoil (1) comprises: - a leading edge (3), - a trailing edge (5), - an exterior surface including a suction side (7) and a pressure side (9), - at least an internal cavity (11A-11D) for forming a cooling circuit comprising cooling slots (60, 61, 62) between the suction side (7) and the pressure side (9), wherein the aerofoil includes a first trailing portion (51) along the trailing edge (5) where both the suction side (7) and the pressure side (9) extend from the leading edge (3) up to the trailing edge (5) in order that the first cooling slot (61) is formed at the trailing edge (5), and at least a second trailing portion (51, 52) where the suction side (7) extends from the leading edge (3) up to the trailing edge (5) and the pressure side (9) extends from the leading edge (3) up to a cut-back edge (4) distanced from the trailing edge (5), in order that at least a second cooling slot (61, 62) is provided at the cut-back edge (4).
摘要翻译：涡轮机翼（1）包括： - 前缘（3）， - 后缘（5）， - 包括吸力侧（7）和压力侧（9）的外表面， - 至少内部空腔用于形成包括在所述吸力侧（7）和所述压力侧（9）之间的冷却槽（60,61,62）的冷却回路的其中所述翼型件包括沿着所述后缘的第一尾部（51） 5）其中吸入侧（7）和压力侧（9）都从前缘（3）延伸到后缘（5），以便第一冷却槽（61）形成在后缘和吸入侧（7）从前缘（3）延伸到后缘（5）的至少第二尾部（51,52），并且压力侧（9）从前缘（3）直到与所述后缘（5）分开的切割边缘（4），以便在所述切割边缘（4）处设置至少第二冷却槽（61,62）。

6. 发明申请

WO2015181488A1 AUBE DE TURBINE A REFROIDISSEMENT OPTIMISE AU NIVEAU DE SON BORD DE FUITE COMPRENANT DES CONDUITS AMONT ET AVAL ET DES CAVITÉS LATÉRALES INTERNES 审中-公开
标题翻译：涡轮叶片优化冷却在包含上游和下游水道和内侧舱的其他边缘的边缘
公开(公告)号：WO2015181488A1
公开(公告)日：2015-12-03
申请号：PCT/FR2015/051382
申请日：2015-05-26
申请人： SNECMA
发明人： DUJOL, Charlotte, Marie , ENEAU, Patrice
IPC分类号： F01D5/18 , B22C9/10
CPC分类号： F01D9/041 , B22C9/103 , F01D5/186 , F01D5/187 , F01D9/065 , F05D2230/211 , F05D2240/121 , F05D2240/122 , F05D2240/123 , F05D2240/124 , F05D2240/125 , F05D2250/75 , F05D2260/202 , F05D2260/204 , Y02T50/676
摘要： L'invention concerne une aube (91) de turbine comprenant un pied (P), une pale s'étendant selon une direction d'envergure (EV) en se terminant par un sommet (S) et comprenant un bord d'attaque et un bord de fuite ainsi qu'une paroi d'intrados et une paroi d'extrados, cette pale comprenant encore; au moins un conduit amont (93) configuré pour collecter de l'air au niveau du pied (P) pour refroidir le bord d'attaque en évacuant cet air à travers des trous traversant la paroi du bord d'attaque; au moins un conduit aval (96) distinct du conduit amont (93) et configuré pour collecter de l'air au niveau du pied (P) pour refroidir le bord de fuite en évacuant cet air à travers des trous (97) traversant la paroi d'intrados en amont du bord de fuite; une cavité latérale interne (101) longeant la paroi d'intrados pour former un écran thermique isolant le conduit aval (96).
摘要翻译：本发明涉及一种涡轮机叶片（91），其包括根部（P），沿翼展方向（EV）延伸的叶片，终止于尖端（S），并且包括前缘和后缘以及压力侧壁，吸入侧壁，所述叶片还包括：至少一个上游管道（93），构造成收集根部（P）上的空气以冷却前缘，通过穿过前缘壁的孔排出所述空气; 至少一个下游管道（96）与上游管道（93）分离并且被配置为收集根部（P）处的空气以冷却后缘，排出所述空气通过穿过所述压力壁上方的压力壁边缘; 沿着压力侧壁延伸的内侧空腔（101），以形成隔离下游导管（96）的隔热罩。

7. 发明申请

WO2015126488A2 LOST CORE STRUCTURAL FRAME 审中-公开
标题翻译：失去核心结构框架
公开(公告)号：WO2015126488A2
公开(公告)日：2015-08-27
申请号：PCT/US2014/066495
申请日：2014-11-20
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION
发明人： TAFFET, Steven , DONNELL, Brandon S. , NADEAU, Daniel C. , DEIBEL, Russell , QUACH, San
IPC分类号： B22C9/10 , B22C9/22 , F01D5/18
CPC分类号： F01D5/187 , B22C7/02 , B22C9/04 , B22C9/10 , B22C9/24 , F01D9/041 , F01D25/12 , F05D2220/323 , F05D2230/21 , F05D2230/211 , F05D2240/121 , F05D2240/122 , F05D2240/303 , F05D2240/304 , F05D2260/202 , Y02T50/676
摘要： A lost core mold component comprises a first leg and a second leg with a plurality of crossover members connecting the first and second legs. The plurality of crossover members includes outermost crossover members spaced from each other. Adjacent ends of each of the first and second legs, and second crossover members are spaced closer to each other than are the outermost crossover members. Central crossover members extend between the first and second leg and between the second crossover members. The outermost crossover members extend for a first cross-sectional area. The second crossover members extend for a second cross-sectional area and the central crossover members extend for a third cross-sectional area. The first cross-sectional area is greater than the second cross-sectional area. The second cross-sectional area is greater than the third cross-sectional area. A gas turbine engine and component are also disclosed.
摘要翻译：失去的芯模组件包括第一腿部和第二腿部，其具有连接第一和第二腿部的多个交叉构件。多个交叉构件包括彼此间隔开的最外侧交叉构件。第一和第二腿部和第二交叉构件中的每一个的相邻端部比最外面的交叉构件彼此更靠近地间隔开。中央交叉构件在第一和第二腿之间以及第二交叉构件之间延伸。最外面的交叉构件延伸到第一横截面积。第二交叉构件延伸到第二横截面积，并且中心交叉构件延伸第三横截面积。第一截面积大于第二横截面积。第二横截面积大于第三横截面积。还公开了一种燃气涡轮发动机和部件。

8. 发明申请

WO2015023331A3 TURBINE VANE WITH NON-UNIFORM WALL THICKNESS 审中-公开
标题翻译：涡轮叶片具有不均匀的壁厚
公开(公告)号：WO2015023331A3
公开(公告)日：2015-04-09
申请号：PCT/US2014038723
申请日：2014-05-20
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORP
发明人： OLS JOHN T , ALLEN RICHARD N , PORTER STEVEN D
IPC分类号： F01D9/00 , F01D5/14 , F01D9/02
CPC分类号： F01D9/041 , F01D5/143 , F01D9/042 , F01D9/047 , F01D25/24 , F05D2240/121 , F05D2240/122 , F05D2240/80 , Y02T50/673
摘要： A vane for use in a gas turbine engine has an airfoil extending between a leading edge and a trailing edge, and is generally hollow. The vane has a radially outer platform and a radially inner platform. At least one of the radially inner and radially outer platforms has thicker portions circumferentially located beyond one of the leading edge and the trailing edge, and thinner portions circumferentially beyond circumferential edges of the airfoil. A mid-turbine frame and a gas turbine engine are also disclosed.
摘要翻译：用于燃气涡轮发动机的叶片具有在前缘和后缘之间延伸的翼型，并且通常是中空的。叶片具有径向外部平台和径向内部平台。径向内部和径向外部平台中的至少一个具有圆周地位于前缘和后缘中的一个之外的较厚部分以及周向地超过翼型件的周边边缘的较薄部分。还公开了中间涡轮机框架和燃气涡轮发动机。

9. 发明申请

WO2015040951A1 ジェットエンジンのための導電構造审中-公开
标题翻译：喷气发动机电磁结构
公开(公告)号：WO2015040951A1
公开(公告)日：2015-03-26
申请号：PCT/JP2014/069337
申请日：2014-07-22
申请人：株式会社IHI
发明人：大淵　健郎 , 八木　広幸 , 古川　洋之 , 盛田　英夫 , 稲田　貴臣
IPC分类号： F01D9/02 , F02C7/00 , F04D29/54
CPC分类号： B64D45/02 , F01D9/02 , F01D9/041 , F01D25/005 , F02C7/25 , F05D2220/323 , F05D2240/121 , F05D2300/133 , F05D2300/171 , F05D2300/174 , F05D2300/177 , F05D2300/43
摘要：　出口案内翼のベーン（１１）本体を迂回して外部の支持構造に導電するための導電構造が提供される。かかる導電構造は、前記ベーン本体の前縁を覆う金属よりなるシース（３１）と、前記シースの一端に対してオーバーラップを有するべく寸法づけられた接点部と、前記支持構造に締結するボルト（４１）を挿入可能なワッシャ部と、を備えた前記金属よりなる導電パッド（３３）と、を備え、前記シースの前記一端と前記接点部とは、溶接、スポット溶接、ろう付け、導電ペーストによる接着、圧接よりなる群より選択された一以上の結合により接続されている。
摘要翻译：提供一种导电结构，用于将出口引导翼的叶片（11）的主体的电导过到外部支撑结构。该导电结构设置有：由覆盖叶片主体的前边缘的金属制成的护套（31）; 以及由相同金属制成并具有与护套的一端重叠的接触部分的导电焊盘（33）和可以插入固定在支撑结构上的螺栓（41）穿过的垫圈部分，护套的一端和接触部分通过选自焊接，点焊，焊接，通过导电膏的粘合和压力焊接的组中的至少一种形式连接。

10. 发明申请

WO2014042735A2 GAS TURBINE ENGINE COMPONENT WITH DISCHARGE SLOT HAVING OVAL GEOMETRY 审中-公开
标题翻译：燃气轮机发动机部件与带有卵形几何的排气槽
公开(公告)号：WO2014042735A2
公开(公告)日：2014-03-20
申请号：PCT/US2013/046733
申请日：2013-06-20
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION
发明人： BOEKE, Mark A. , OTERO, Edwin , DEGRAY, Jeffrey J. , PROPHETER-HINCKLEY, Tracy A. , FERNANDEZ, Guillermo J. , RILEY, Sarah
CPC分类号： F01D5/187 , F01D9/065 , F05D2240/121 , F05D2240/122 , F05D2240/303 , F05D2240/304 , F05D2240/81 , F05D2250/14
摘要： A component for a gas turbine engine according to an exemplary aspect of the present disclosure includes, among other things, an body portion that extends between a leading edge and a trailing edge. At least one of the leading edge and the trailing edge includes at least one discharge slot having a first portion that includes an oval geometry.
摘要翻译：根据本公开的示例性方面的用于燃气涡轮发动机的部件尤其包括在前缘和后缘之间延伸的主体部分。前缘和后缘中的至少一个包括至少一个排出槽，该排出槽具有包括椭圆形几何形状的第一部分。

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